Магистральный самолет с гибридной силовой установкой Российский патент 2025 года по МПК B64D33/02 B64C3/28 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при разработке компоновок перспективных гражданских магистральных самолётов (МС). Известно, что на текущий момент времени классическая компоновка магистрального самолёта, которая включает цилиндрический фюзеляж, крыло и установленные под крыло на пилонах мотогондолы (МГ) силовых установок (СУ) на основе турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) доведена до высокого уровня совершенства и дальнейшее развитие идёт крайне медленно. В этой связи, одним из перспективных направлений развития магистральных самолётов является поиск новых компоновок таких самолётов. Одним из возможных вариантов новых компоновок магистрального самолёта является компоновка с верхним расположением силовой установки, при котором мотогондолы размещаются над крылом в области стыка крыла и фюзеляжа. При этом обводы мотогондолы ТРДД плавно переходят в обводы крыла и фюзеляжа самолёта, таким образом, пилоны, с помощью которых осуществляется крепление МГ к крылу или фюзеляжу отсутствуют. Такая компоновка направлена на снижение (по сравнению с классической компоновкой) уровня шума на местности за счёт экранирования шума вентилятора элементами крыла и фюзеляжа, а также на обеспечение снижение аэродинамического сопротивления компоновки за счёт исключения пилонов и, соответственно, уменьшения площади омываемой воздушным потоком поверхности. Также за счёт верхнего расположения силовой установки в такой компоновке обеспечивается защита двигателей от попадания посторонних предметов с взлётно-посадочной полосы.

Тем не менее, ключевой проблемой описанной выше компоновки магистрального самолёта являются повышенные потери полного давления и повышенная неоднородность поля полного давления на входе в двигатель при крейсерском режиме полёта, что приводит к снижению тяги силовой установки и нарушению газодинамической устойчивости работы силовой установки. Причиной этого является отрыв пограничного слоя, наросшего на поверхности фюзеляжа и крыла самолёта и попадание образовавшегося низконапорного следа во вход воздухозаборника силовой установки.

Наиболее близким к заявляемому решению по технической сути является решение, описанное в патентном документе RU №2614870 и принятое за прототип. В данном патенте приводится в том числе схема магистрального самолёта с мотогондолой двигателя, установленной сверху на крыле таким образом, что координата по оси X составляет 0.7÷0.8 средней аэродинамической хорды крыла, отложенной от передней кромки крыла до среза сопла мотогондолы, по оси Y составляет 0.01÷0.1 средней аэродинамической хорды крыла самолета, полученной как перпендикуляр от нижней поверхности мотогондолы до плоскости крыла, угол установки мотогондолы в вертикальной плоскости, отложенный от средней линии мотогондолы до строительной горизонтали фюзеляжа, составляет 6÷8, нижняя поверхность обвода мотогондолы двигателя выполнена криволинейной формы с отрицательной выпуклостью. Представленный в данном патенте самолёт также имеет киль с Т-образным оперением. Основными недостатками описанного выше решения является повышенное аэродинамическое сопротивление, обусловленное большой площадью омываемой поверхности мотогондолы и пилона, помимо этого установка двигателя на пилоне над крылом приводит к возникновению дополнительного момента на пикирование, создаваемого реактивной силой, возникающей в результате истечения воздуха из сопла силовой установки. Кроме того, установка двигателя на пилоне на достаточно большом расстоянии от фюзеляжа требует дополнительного усиления конструкции крыла, что приведёт к значительному увеличению массы магистрального самолёта.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является разработка компоновки перспективного гражданского магистрального самолёта с пониженным уровнем генерируемого шума на местности, пониженным уровнем внешнего аэродинамического сопротивления, а также обеспечением защиты двигателя от попадания в его вход посторонних предметов с взлётно-посадочной полосы. При этом на режиме крейсерского полёта, должна быть обеспечена газодинамическая устойчивость работы силовой установки самолёта.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что магистральный самолёт, содержащий две мотогондолы и два двигателя силовой установки, установленных сверху в задней части крыла, и киль с Т-образным оперением, оборудован гибридной силовой установкой (ГСУ), состоящей из турбореактивных двухконтурных двигателей и электрических реактивных двигателей импеллерного типа, при этом каждый турбореактивный двухконтурный двигатель установлен в мотогондоле, расположенной в области стыка крыла с фюзеляжем таким образом, что внутренние и внешние поверхности мотогондолы, в том числе канал воздухозаборника, плавно сопряжены с поверхностями крыла и фюзеляжа, а каждый электрический реактивный двигатель импеллерного типа, его каналы воздухозаборника и сопла расположены в крыльях под мотогондолами, при этом на поверхности каждого крыла, переходящей в нижнюю поверхность канала воздухозаборника турбореактивного двухконтурного двигателя, выполнена перфорация, посредством которой осуществляется подвод воздуха в канал воздухозаборника электрического реактивного двигателя импеллерного типа.

Суть изобретения поясняется следующими иллюстрациями.

Фиг. 1 - трёхмерная схематичная модель компоновки магистрального самолёта с ГСУ.

Фиг. 2 - разрез мотогондолы ГСУ магистрального самолёта (схема).

Фиг. 3 - схема размещения ГСУ на магистральном самолёте (вид сзади).

Общая компоновка магистрального самолёта, приведённая на Фиг. 1 включает фюзеляж (1), крыло (2), мотогондолу ТРДД (3), расположенную в месте стыка крыла и фюзеляжа, киль с T-образным оперением (4), перфорацию (5), выполненную на поверхности крыла и канала воздухозаборника ТРДД в области входа воздухозаборника ТРДД. Самолёт оборудован ГСУ, включающей ТРДД 6 (Фиг. 2) и электрический реактивный двигатель (ЭРД) импеллерного типа 7 (Фиг. 2) с каналом воздухозаборника (8) и сопла (9), выполненными во внутреннем пространстве самолёта, распложенном в крыле под мотогондолой ТРДД в области сочленения крыла с фюзеляжем. Перфорация (5) служит для подвода воздуха в канал воздухозаборника электрического реактивного двигателя импеллерного типа.

Принцип действия. Изобретение работает следующим образом. Благодаря верхнему расположению ТРДД и размещению ЭРД ГСУ во внутреннем пространстве самолёта обеспечивается снижение уровня шума на местности за счёт экранирования шума вращающихся частей ТРДД и ЭРД элементами крыла и фюзеляжа, а также защита вращающихся частей ТРДД и ЭРД от попадания предметов с взлётно-посадочной полосы. Высокая степень интеграции мотогондолы ТРДД в планер и крыло, то есть обеспечение плавного сопряжения обводов мотогондолы с обводами крыла и фюзеляжа без использования пилонов позволяет ожидать снижение сопротивления компоновки, которое реализуется, во-первых, за счёт уменьшения омываемой площади (по сравнению с прототипом), а также снижения (по сравнению с прототипом) потерь на балансировку из-за уменьшения момента на пикирование, создаваемого реактивной силой, возникающей в результате истечения воздуха из сопла ТРДД. При этом за счёт отбора воздуха из области пограничного слоя, наросшего на поверхности крыла и фюзеляжа перед входом воздухозаборника ТРДД, в воздухозаборник ЭРД с использованием перфорации, на крейсерском режиме полёта исключается образование отрыва потока, что приводит к низким потерям полного давления потока и обеспечивает равномерное поле полного давления на входе ТРДД, что свидетельствует о возможности обеспечения газодинамической устойчивости работы силовой установки на крейсерском режиме полёта.

По результатам выполненных расчётных исследований установлено, что на режиме крейсерского полёта для самолёта с конвенциональной силовой установкой (в составе одного ТРДД при отсутствии ЭРД) на входе в ТРДД получены сравнительно высокие значения потерь полного давления и параметра окружной неравномерности поля полного давления. Это свидетельствует о низкой эффективности работы конвенциональной СУ в такой компоновке и нарушению газодинамической устойчивости её работы. Причиной этого является отрыв пограничного слоя, наросшего на поверхностях крыла и фюзеляжа перед входом воздухозаборника ТРДД и попадание низконапорного следа от отрывного течения во вход воздухозаборника ТРДД. При этом применение в заявляемом варианте магистрального самолёта гибридной силовой установки в составе ТРДД и ЭРД позволяет полностью исключить образование отрывного течения в области входа воздухозаборника. В результате реализуется безотрывное обтекание входа и канала воздухозаборника ТРДД в самолёте с гибридной силовой установкой. Исключение образования отрыва потока в области входа воздухозаборника достигается за счёт отбора воздуха из области пограничного слоя в воздухозаборник ЭРД с помощью перфорации. Таким образом, вариант магистрального самолета с ГСУ имеет значительно более низкие значения потерь полного давления и параметра окружной неравномерности поля полного давления на входе в ТРДД по сравнению с аналогичными значениями данных параметров, полученными для варианта такого самолёта с конвенциональной силовой установкой (в составе одного ТРДД при отсутствии ЭРД). Более того, для варианта МС с ГСУ в отличие от варианта МС с конвенциональной силовой установкой обеспечивается газодинамическая устойчивость работы силовой установки на крейсерском режиме полёта.

Таким образом, в результате применения комплекса описанных мероприятий достигается технический результат, а именно разработана компоновка перспективного гражданского магистрального самолёта с пониженным уровнем генерируемого шума на местности, пониженным уровнем внешнего аэродинамического сопротивления, а также обеспечением защиты двигателя от попадания в его вход посторонних предметов с взлётно-посадочной полосы. При этом на режиме крейсерского полёта обеспечивается газодинамическая устойчивость работы силовой установки самолёта.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при разработке компоновок перспективных гражданских магистральных самолётов. Магистральный самолет содержит две мотогондолы и два двигателя силовой установки, установленных сверху в задней части крыльев, и киль с Т-образным оперением. Самолет также оборудован гибридной силовой установкой, состоящей из турбореактивных двухконтурных двигателей и электрических реактивных двигателей импеллерного типа. При этом каждый турбореактивный двухконтурный двигатель установлен в мотогондоле, расположенной в области стыка крыла с фюзеляжем таким образом, что внутренние и внешние поверхности мотогондолы, в том числе канал воздухозаборника, плавно сопряжены с поверхностями крыла и фюзеляжа, а каждый электрический реактивный двигатель импеллерного типа, его каналы воздухозаборника и сопла расположены в крыльях под мотогондолами. При этом на поверхности каждого крыла, переходящей в нижнюю поверхность канала воздухозаборника турбореактивного двухконтурного двигателя, выполнена перфорация, посредством которой осуществляется подвод воздуха в канал воздухозаборника электрического реактивного двигателя импеллерного типа. Описанные мероприятия обеспечивают снижение шума на местности и защиту двигателей от попадания посторонних объектов за счёт их расположения над крылом, снижение внешнего сопротивления за счёт уменьшения омываемой поверхности летательного аппарата за счёт отсутствия пилонов мотогондол, газодинамическую устойчивость работы силовой установки за счёт отбора воздуха из области пограничного слоя в воздухозаборник электрического реактивного двигателя. 3 ил.

Магистральный самолет, содержащий две мотогондолы и два двигателя силовой установки, установленных сверху в задней части крыльев, и киль с Т-образным оперением, отличающийся тем, что он оборудован гибридной силовой установкой, состоящей из турбореактивных двухконтурных двигателей и электрических реактивных двигателей импеллерного типа, при этом каждый турбореактивный двухконтурный двигатель установлен в мотогондоле, расположенной в области стыка крыла с фюзеляжем таким образом, что внутренние и внешние поверхности мотогондолы, в том числе канал воздухозаборника, плавно сопряжены с поверхностями крыла и фюзеляжа, а каждый электрический реактивный двигатель импеллерного типа, его каналы воздухозаборника и сопла расположены в крыльях под мотогондолами, при этом на поверхности каждого крыла, переходящей в нижнюю поверхность канала воздухозаборника турбореактивного двухконтурного двигателя, выполнена перфорация, посредством которой осуществляется подвод воздуха в канал воздухозаборника электрического реактивного двигателя импеллерного типа.